一种马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制系统及方法
本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种马达西奇火箭发动机即真舜PD‑6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制系统及方法，将燃料装填到火箭发动机的燃烧室中，点火器点燃燃料，产生推力，同时，通过调节声波的频率、幅度和相位等参数，实现声波悬浮效果，通过调节电磁波或微波的频率、幅度和相位等参数，实现电磁微波推进的控制，传感器监测火箭的状态参数，及时调整控制策略和推力输出，确保火箭的稳定性和安全性，通过声波悬浮和电磁微波推进的结合，可以实现火箭的高效推进和控制，提高系统的可靠性和安全性，解决了现有的火箭发动机的固态燃料控制方法存在精度不高不安全、响应效率慢或成本高的问题。
发明专利
CN202311698271.4
2023-12-11
CN117605594A
2024-02-27
F02K9/80(2006.01)
马达西奇飞机发动机厂(湖北)有限公司
徐勇超
435400 湖北省黄冈市武穴市匡山旅游风景区沧浪书院
湖北;42
1.一种马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，包括以下步骤： 将燃料装填到火箭发动机的燃烧室中； 通过点火器点燃燃料，产生推力，同时，利用声波发生器产生高频声波，实现声波悬浮效果； 通过电磁波发生器产生高频的电磁波，或通过微波发生器产生高频的微波，将电磁波或微波的能量转化为推力，推动火箭前进； 通过传感器监测火箭的状态参数，及时调整控制策略和推力输出。 2.如权利要求1所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，将燃料装填到火箭发动机的燃烧室中，所述步骤还包括： 选择汞为固体燃料； 在装填燃料之前，将燃烧室内的杂质、水分和其他杂物清理干净； 将燃料缓慢、稳定地装填到燃烧室中； 在燃料装填完成后，对燃烧室进行检查，使燃料均匀地分布在燃烧室内，没有出现泄漏或其他问题； 确认燃料装填无误后，进行点火的准备工作，包括检查点火装置的完好性和确认点火时机。 3.如权利要求1所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，通过点火器点燃燃料，产生推力，同时，利用声波发生器产生高频声波，实现声波悬浮效果，所述步骤还包括： 选择合适的声波发生器； 将声波发生器与燃烧室连接起来； 开启声波发生器，使其产生高频声波； 根据燃料和燃料悬浮效果的要求，调整声波的振幅、频率参数； 对悬浮效果进行实时监控和调整； 当悬浮任务完成后，关闭声波发生器。 4.如权利要求1所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，通过电磁波发生器产生高频的电磁波，或通过微波发生器产生高频的微波，将电磁波或微波的能量转化为推力，推动火箭前进，所述步骤还包括： 选择合适的电磁波发生器或微波发生器； 设计电磁波或微波的传输系统； 确定推进系统的设计参数； 制造和测试推进系统； 安装和运行推进系统。 5.如权利要求4所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，设计电磁波或微波的传输系统，所述步骤还包括： 将电磁波或微波从发生器传输到火箭的推进口，设计合适的传输系统，包括波导管和反射器。 6.如权利要求4所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，确定推进系统的设计参数，所述步骤还包括： 根据火箭的性能要求和任务需求，确定推进系统的设计参数，包括电磁波或微波的频率、功率和脉冲宽度参数，以及推进系统的结构尺寸和重量参数。 7.如权利要求1所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于，通过传感器监测火箭的状态参数，及时调整控制策略和推力输出，所述步骤还包括： 在火箭的适当位置安装传感器，监测火箭的状态参数，包括姿态、速度和位置； 传感器实时监测火箭的状态参数，并将数据传输给控制系统； 控制系统对接收到的数据进行处理和分析； 根据监测到的数据和火箭的性能要求，控制系统调整控制策略； 根据控制策略的要求，控制系统通过控制声波发生器、电磁波发生器或微波发生器调整发动机的推力输出； 在火箭飞行过程中，控制系统会不断监测火箭的状态参数，并根据实际情况进行反馈和修正。 8.一种马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制系统，适用于如权利要求1所述的马达西奇火箭发动机即真舜PD-6S后置飞机发动机涡喷固体燃料控制方法，其特征在于， 包括传感器模块、控制系统、声波发生模块、电磁微波发生模块和推力模块，所述传感器模块与所述控制系统连接，所述控制系统分别与所述声波发生模块、所述电磁微波发生模块和所述推力模块连接； 所述传感器模块，用于通过各种传感器采集火箭的状态参数，包括姿态、速度、位置、燃料流量、温度和压力，并将采集数据上传至所述控制系统； 所述控制系统，对采集到的数据进行处理和分析，获得实时飞行状态信息，并对火箭的飞行轨迹和姿态进行评估和预测，生成控制指令，并将控制指令下达至所述声波发生模块、所述电磁微波发生模块和所述推力模块； 所述声波发生模块，用于根据控制指令控制声波发生器的振幅和频率，实现声波悬浮效果的控制和调节； 所述电磁微波发生模块，用于根据控制指令调节电磁波或微波的能量输出，将电磁波或微波的能量转化为推力，推动火箭前进； 所述推力模块，用于根据控制指令调节涡喷发动机的推力输出，实现火箭的稳定性和准确性。